Ракетные двигательные установки, т.е. установки, для работы которых используется горючее и окислитель, управление этими установками: .использующие твердые топлива – F02K 9/08

Конический ракетный двигатель бессоплового бескорпусного типа содержит шашку твердого топлива с одним или несколькими каналами на всю длину шашки, заполненными более быстро горящим топливом, чем основное топливо, или же шашка имеет несколько параллельных каналов, причем часть из них обрываются от поверхности шашки на расстоянии, равном или большем половине расстояния между соседними каналами. В случае если каналов в шашке несколько, они расположены в шашке параллельно или в направлении вершины конуса. В другом варианте выполнения ракетного двигателя по всей длине или в задней части шашки каналы на периферии выполняют наклонными, причем скорость горения лидер-топлива, либо лидер-топлива и основного топлива уменьшается. В задней части двигателя выполнено центральное конусное углубление, на котором выполняется еще несколько конусных углублений со своими лидер-зарядами, обрывающимися на заданном расстоянии от заднего конца двигателя. Кроме того, в передней части двигателя с одним центральным каналом может быть выполнено еще несколько параллельных или сходящихся каналов, заполненных более быстро горящим топливом, чем основное топливо, причем соотношение длины отдельного периферийного канала и скорости горения в нем таково, что заряды во всех каналах сгорают у переднего торца двигателя одновременно, и скорости горения топлива во всех каналах таковы, что газопроизводительность двигателя на единицу площади среза сопла остается постоянной. В других вариантах выполнения передняя боковая часть двигателя выполнена в виде одного или нескольких конусных слоев и сделана из основного топлива с большей скоростью горения, а изначально выполненная на заднем торце двигателя коническая выемка занимает не всю поверхность заднего торца. Кроме того, скорость горения основного топлива может непрерывно или слоями уменьшаться на периферии. При вертикальном старте конического ракетного двигателя задним торцом, имеющим на части своей поверхности коническую выемку, двигатель устанавливают на горизонтальную поверхность, имеющую эластичное покрытие и отверстие в центре. До старта двигатель удерживается в вертикальном положении эластичными присосками, расположенными по его внешней поверхности. Группа изобретений позволяет исключить необходимость разделения двигателя на ступени за счет отсутствия корпуса и сопла, а также обеспечить изменение тяги при работе двигателя. 11 н. и 9 з.п. ф-лы, 2 ил.

Ракетный двигатель включает жидкое или твердое ракетное топливо, в котором окислитель и/или горючее содержит связанный азот, а также мелкодисперсный или связанный бор, причем количество атомов бора и азота 1:1 с отклонением ±20%. Ракетное топливо имеет избыток горючего по отношению к окислителю. Изобретение позволяет повысить тепловыделение топлива. 8 з.п. ф-лы.

Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, реактивное сопло, а также пиротехнические газогенераторные шашки. Одна часть пиротехнических шашек вырабатывает газообразное, парообразное или в виде взвеси горючее вещество, а другая - вещество-окислитель. Горючее вещество или вещество-окислитель направлено в рубашку охлаждения камеры сгорания и используется для ее охлаждения, либо два компонента направлены в разные отсеки рубашки охлаждения. В другом варианте ракетного двигателя две шашки одинакового диаметра образуют трубу, с одной стороны которой выполнена камера сгорания, а с другой - торец. Труба разделена поперечной перегородкой с продольной трубой, входящей в камеру сгорания или в рубашку охлаждения. Группа изобретений позволяет снизить температуру, воздействующую на стенки корпуса ракетного двигателя. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области создания реактивных двигателей для ракетной техники. Реактивный двигатель включает камеру с твердым зарядом, состоящим из, не менее одного, бризантного взрывчатого вещества и имеет кумулятивную выемку для создания области имитации сопла. Камера двигателя выполнена в виде защитной оболочки, внутри которой последовательно по оси размещены капсюль-детонатор, соединенный с управляющим блоком, и линза из инертного пористого материала. На камере двигателя, с противоположного торца относительно кумулятивной выемки, установлен демпфирующий узел для соединения с объектом передвижения. Изобретение позволяет повысить эффективность реактивного двигателя. 2 з.п. ф-лы, 8 ил.

Твердотопливный газогенератор катанультного устройства ракеты включает корпус с передней крышкой, опорной решеткой, ниронатроном и центральной трубкой-запальником с перфорированным участком со стороны опорной решетки и форсажный заряд из твердого топлива. Форсажный заряд размещен в герметичном секционном пакете из полиэтилентерефталатной пленки, ламинированной полиэтиленом, в виде патронташа, свернутого в цилиндр и размещенного в кольцевом объеме между стенками корпуса газогенератора и центральной трубкой-запальником. Герметичные за счет сварных швов секции пакета на части длины, со стороны передней крышки заполнены тонкосводными шашками баллиститного твердого ракетного топлива, а на оставшейся длине - дымным гранулированным порохом. Общая масса дымного пороха составляет 0,6 от суммарной массы тонкосводных шашек баллиститного твердого ракетного топлива. Тонкосводные шашки баллиститного твердого ракетного топлива и навеска гранулированною дымного пороха в каждой секции разделены общим для всех секций сварным разделительным швом. Перфорация трубки-запальника расположена но месту заполнения секций дымным гранулированным порохом. Изобретение позволяет повысить надежность твердотопливного газогенератора и повысить стабильность его характеристик. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к горючему жидкому ракетному топливу, представляющему собой раствор диацетилена в форамиде в соотношении 83,135% - 30% диацетилена и 16,865% - 70% формамида. Твердое горючее ракетное топливо представляет собой полимеризованную смесь диацетилена и нитроэтилена в соотношении 20-80%:80-20%. В способе получения горючего твердого ракетного топлива смесь диацетилена и нитроэтилена заливается в корпус двигателя или в форму и полимеризуется методом радиационной полимеризации, причем двигатель (или форму) вращают вокруг продольной оси в горизонтальном положении. При этом в смесь могут быть добавлены окислитель и бор или соединения бора (для экзотермической реакции образования нитрида бора). 3 н. и 3 з.п. ф-лы.

Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, в которую под давлением подается смесь борана и фосфина, или раствор борана и фосфина, или эмульсия борана и фосфина. В камеру сгорания подается диборана 28,92+-10% и фосфина 71,08+-10%. Другое изобретение группы относится к ракетному двигателю на жидком или твердом ракетном топливе, содержащему камеру сгорания или корпус с соплом. В камеру сгорания или в корпус ракетного двигателя дополнительно подается выхлоп двигателя, работающего на диборане или тетраборане и фосфине. Группа изобретений позволяет повысить удельный импульс ракетного двигателя. 2 н. и 4 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может применяться в конструкции твердотопливных газогенераторов либо ракетных двигателей твердого топлива. Твердотопливный газогенератор содержит цилиндрический корпус с расходным узлом, вкладной заряд твердого топлива, съемную соосную с корпусом цилиндрическую оболочку, установленную между корпусом и зарядом, с сообщающимися между собой зазорами. Расходный узел образован соплами, размещенными на цилиндрической части корпуса в одной радиальной плоскости. Торцы цилиндрической оболочки соединены с передним и задним днищами соответственно, а сообщение зазоров выполнено с помощью отверстий в цилиндрической оболочке, расположенных напротив расходных отверстий на корпусе. На переднем и заднем днищах установлены съемные защитные экраны с перепускными отверстиями с образованием полостей между ними и внутренними поверхностями днищ, не сообщающихся с полостью между корпусом и цилиндрической оболочкой. Изобретение позволяет повысить надежность газогенератора, за счет снижения уровня теплового воздействия на силовые элементы корпуса и снижения уровня эрозионного воздействия продуктов сгорания на поверхность заряда. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива системы аварийного спасения космического корабля. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, сопряженный со шпангоутом, соединяющим корпус со сферическим ресивером посредством ответного шпангоута, ресивер снабжен четырьмя сопловыми фланцами, четыре сопла, крепящиеся к сопловым фланцам, заряд и воспламенитель. Оси сопел выполнены под углом к продольной оси ракетного двигателя твердого топлива, а оси сопловых фланцев выполнены под углом, составляющим 0,2 0,7 угла наклона осей сопел, относительно перпендикуляра к продольной оси ракетного двигателя твердого топлива. Заряд состоит из имеющих центральные каналы двух полузарядов, прочноскрепленных с ресивером и корпусом соответственно. Величина горящего свода полузаряда, прочноскрепленного с ресивером, равна разнице между внутренним радиусом ресивера и внутренним радиусом ответного шпангоута. Полузаряд, прочноскрепленный с ресивером, имеет щели, соединяющие центральный канал с отверстиями в сопловых фланцах. Изобретение позволяет снизить массу конструкции и габариты ракетного двигателя твердого топлива, а также уменьшить потери удельного импульса тяги. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива системы аварийного спасения космического корабля. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, сопряженный с крепежным корпусным шпангоутом, соединенный с корпусом ресивер, четыре сопла, заряд и воспламенитель. Ресивер снабжен четырьмя сопловыми фланцами, оси которых перпендикулярны к продольной оси ракетного двигателя и друг к другу. Сопла ракетного двигателя крепятся к сопловым фланцам ресивера. Корпус и ресивер выполнены сферическими, причем радиус ресивера меньше радиуса корпуса. Заряд прочно скреплен с корпусом и имеет центральный канал. Величина горящего свода заряда больше или равна разнице между внутренним радиусом корпуса и внутренним радиусом крепежного корпусного шпангоута. Изобретение позволяет снизить массу и габариты ракетного двигателя, а также упростить технологию его изготовления. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а более конкретно к области горения унитарных твердых топлив в низкотемпературных газогенерирующих устройствах, которые могут быть использованы в системах управления ракетных комплексов. Устройство для исследования подводного горения унитарных твердых топлив в поле центробежных сил содержит испытуемый цилиндрический образец, который на нижнем конце имеет крепление, а на верхнем закрыт подвижным локализатором горения в виде термостойкого стакана в перевернутом положении, и электровоспламенитель, испытуемый образец размещен в установленной на платформе с возможностью вращения вокруг вертикальной оси камере сжигания, причем для закрепления одного конца образца предусмотрена установленная на боковой внутренней стенке камеры сжигания шарнирная опора с боковой неустойчивостью, допускающая поворот вокруг вертикальной оси, а термостойкий стакан снабжен охватывающей испытуемый образец направляющей, которая закреплена на установленной на днище камеры подставке, при этом по длине охватывающая часть направляющей выбрана соответствующей той части образца, которая предназначена для сжигания. Направляющая выполнена в виде трубки с продольными отверстиями для прохода продуктов горения. Подставка и направляющая выполнены в виде резьбовой пары. Изобретение позволяет обеспечить подводное горения унитарных твердых топлив в поле центробежных сил при движении фронта газообразования по направлению действия перегрузок. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетным двигателям твердого топлива, в частности к бескорпусным ракетным двигателям. Бескорпусный двигатель с самоподачей состоит из головной части и заряда твердого ракетного топлива, имеющего вид цилиндрической или резьбовой шашки. На шашку с заднего конца надета обойма, состоящая из втулки с упорами внутри, камеры сгорания и реактивного сопла. При этом линейная скорость горения шашки удовлетворяет соотношению, защищаемому настоящим изобретением. Изобретение позволяет снизить вес, увеличить надежность и уменьшить стоимость двигателя. 11 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники. Устройство содержит установленную на платформе с возможностью вращения горизонтально ориентированную дискообразную камеру сжигания, в которой на ее диаметрально противоположных сторонах установлены две дополнительные камеры сжигания, выполненные в виде составных стаканов, обращенных донной частью к оси вращения, и в них закреплены испытуемые образцы топлива со спиралью накаливания. В одной из дополнительных камер предусмотрено утолщенное днище, обеспечивающее нахождение центра тяжести неснаряженного стакана на его внутренней поверхности днища, а с внешней боковой поверхности стакана предусмотрены выступы с цилиндрическими углублениями. В указанные углубления входят штыри закрепленной в дискообразной камере сжигания скобы с возможностью разворота дополнительной камеры сжигания относительно поперечной оси на 180°, причем с внешней стороны донной части составного стакана прикреплен противовес. Спирали накаливания обеих дополнительных камер электрически связаны с установленным на изолирующей подставке в центральной части днища дискообразной камеры сжигания нижним электроконтактом, на верхнем торце которого предусмотрено углубление, в которое введен с поджатием ответный верхний электроконтакт, установленный на центральном неподвижном насадке. Изобретение позволяет обеспечить подводное горения унитарных твердых топлив при перегрузках, определять скорость горения в этих условиях и исследовать форму и структуру поверхности горения после прерывания газообразования в процессе испытания. 1 з.п. ф-лы, 7 ил.

Стартовый ускоритель для ракеты содержит корпус двигателя, сопло с заглушкой, транспортно-пусковой контейнер, на дне которого расположен корпус двигателя, и камеру сгорания, в которой располагается термовыделяющий элемент, устройство воспламенения и рабочее тело. Рабочее тело представляет собой жидкий материал, образующий при горении термовыделяющего элемента перегретый пар. Термовыделяющий элемент выполнен из термитной смеси в форме полой трубки со стенками циклически переменной толщины и покрыт со всех сторон тонкостенным металлом с высокой теплопроводностью. Внутри камеры сгорания соосно термовыделяющему элементу расположена термостойкая трубка, имеющая длину, равную длине термовыделяющего элемента. Непосредственно над корпусом двигателя располагается насос с приводом для подачи рабочего тела в нижнюю часть камеры сгорания к термовыделяющему элементу, причем малая часть рабочего тела возвращается от насоса в пустые полости баков для их смачивания. Изобретение позволяет повысить надежность стартового ускорителя. 1 ил., 2 табл.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к бронесоставу для покрытия заряда твердого ракетного топлива. Бронесостав содержит, мас.%: метилметакрилат 29-31, олигоэфиракрилат марки МДФ-1 9-11, полибутилметакрилат 16,5-18,5, гидразодикарбонамид 41-43, перекись бензоила 0,5-1,5. Изобретение позволяет существенно повысить теплостойкость бронесостава с обеспечением низкого уровня дымообразования. 1 табл.

Бескорпусный двигатель содержит головную часть и заряд твердого ракетного топлива, имеющий вид цилиндрической или резьбовой шашки, на которую с заднего конца надета обойма, состоящая из втулки с упорами внутри, камеры сгорания и реактивного сопла. Головная часть двигателя имеет в задней части участок, входящий по окончании горения топлива в обойму, причем этот участок имеет теплоизоляцию и заполнен взрывчатым веществом. В другом варианте обойма подтягивается вперед гибкими тягами, причем турбина привода расположена на обойме или на носовом обтекателе. Еще в одном варианте шашка заряда имеет сквозные продольные отверстия, заполненные смесью на основе черного пороха. Другое изобретение группы относится к способу изготовления указанного выше двигателя, в соответствии с которым крупинки взрывчатого вещества покрывают слоем кислородовыделяющего вещества и/или слоем компонента горючего. Затем из получившихся крупинок формируют шашку заряда с помощью сгораемого связующего. Изобретения позволяют снизить вес и стоимость двигателя, повысить его надежность, а также обеспечить полезное использование обоймы на двигателе и упростить изготовление шашки заряда. 4 н. и 17 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, более конкретно к катапультному устройству для малогабаритных ракет либо другого полезного груза. Катапультное устройство включает цилиндропоршневую систему, пиропатрон, газогенератор твердого ракетного топлива и центральную трубку, скрепленную с пиропатроном. При этом трубка выполнена полой, а заряд газогенератора выполнен многошашечным в виде канальных шашек, размещенных между центральной трубкой и корпусом газогенератора, профиль переднего днища выполнен коническим, а центральная трубка установлена с зазором по отношению к переднему днищу. Корпус газогенератора соединен газоводом с подпоршневым объемом цилиндропоршневой системы. В используемом пиропатроне обеспечивают содержание навески дымного ружейного пороха, масса которой составляет 0,07 0,11 массы заряда твердого ракетного топлива газогенератора. Технический результат заключается в уменьшении веса и габаритов катапультного устройства, а также в повышении эффективности катапультирования. 7 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может найти применение в ракетных двигателях управляемых и неуправляемых ракет. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус с теплозащитным покрытием, днища, сопла в пирамидальных выступах, частично бронированный заряд твердого топлива с обниженным цилиндрическим участком и уплотнительное кольцо между зарядом и корпусом. Заряд выполнен с небронированными плоскими торцами. На наружной поверхности обниженного цилиндрического участка заряда со стороны переднего днища напротив пирамидальных выступов эквидистантно одной из их граней сформированы не защищенные бронепокрытием наклонные площадки. Пирамидальные выступы закреплены на кольцевом утолщении, выполненном над обниженной цилиндрической частью заряда на внутренней поверхности корпуса. Уплотнительное кольцо установлено между корпусом и зарядом с радиальными зазорами, а теплозащитное покрытие нанесено на внутреннюю поверхность корпуса между кольцевым утолщением корпуса и задним днищем. В теплозащитном покрытии перед уплотнительным кольцом выполнено диаметральное уширение. Изобретение позволяет повысить надежность ракетного двигателя твердого топлива, испытывающего до момента включения осевые перегрузки и угловые ускорения. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение предназначено для работы как в атмосфере, так и в космосе, и может быть использовано для установки на аэрокосмических летательных аппаратах. Реактивный двигатель содержит корпус, сопло с заглушкой, камеру сгорания, в которой располагается термовыделяющий элемент из термитной смеси и устройство воспламенения, а рабочее тело при горении термовыделяющего элемента превращается в перегретый пар, причем термовыделяющий элемент выполнен в форме цилиндрической полой трубки со стенками циклически переменной толщины, поверхность термовыделяющего элемента, расположенного от сопла до задней стенки двигателя, покрыта со всех сторон тонкостенным металлом с высокой теплопроводностью, рабочее тело расположено в полостях камеры сгорания и представляет собой жидкий или твердый материал, камера сгорания разделена тонкостенными герметизирующими переборками поперек термовыделяющего элемента на один или более отсеков, внутри камеры сгорания соосно термовыделяющему элементу расположена термостойкая трубка, имеющая длину, равную длине термовыделяющего элемента. Изобретение позволяет обеспечить экологическую чистоту, возможность длительного хранения, компактность, дешевизну, пожаробезопасность и взрывобезопасность от внешнего источника. 2 табл., 1 ил.

Импульсный микродвигатель ракетного снаряда содержит камеру с выпуклым дном, цилиндрическую канальную шашку из твердого топлива, установленную в опорах, закрепленных в камере, газоходы, соединенные с камерой, и крышку с установленными в ней пиропатроном и форсажной трубкой, проходящей в канале шашки. В дне камеры выполнен конический рассекатель с вершиной у среза форсажной трубки. Опоры шашки выполнены в виде плоских колец с радиальными выступами над плоскостью колец, сопрягаемыми с торцами шашки и имеющими радиальные прорези. Наружный диаметр колец сопрягается с внутренним диаметром камеры. Между крышкой и опорой, расположенной со стороны крышки, установлен конический фильтр, выполненный из эластичного пористого термостойкого материала, например металлорезины, который большим основанием сопрягается с опорой, а меньшим основанием - с плоскостью крышки. Газоходы расположены в крышке или камере с внешней стороны фильтра. Изобретение позволяет обеспечить получение малого импульса тяги с минимальными габаритами и минимальной разноимпульсности сопел для создания крутящего момента малогабаритного снаряда. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении газогенераторов твердого топлива к катапультным устройствам ракет и другим динамично работающим устройствам с использованием твердотопливных зарядов. Твердотопливный газогенератор катапультного поршневого устройства ракеты включает форсажную камеру с комбинированным пороховым зарядом и камеру наддува с твердотопливным зарядом, соединенные общей газовой связью - газоводом и смесительной камерой. Заряд камеры наддува выполнен в виде двух канальных шашек, бронированных по наружной поверхности, и размещенных в перфорированных металлических рубашках. В перфорированных металлических рубашках между торцевыми поверхностями рубашек и шашками размещены прокладки из электрокартона, толщина которых составляет 1-3 мм, и древесные вкладыши. Древесные вкладыши контактируют с торцами рубашек и прокладками, а прокладки контактируют с торцами зарядов. Изобретение позволяет обеспечить стабильную работу газогенератора при больших пусковых градиентах нарастания давления в камере сгорания газогенератора и при высоких осевых перегрузках, воздействующих на вкладные заряды твердого топлива. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а более конкретно к области твердотопливных газогенерирующих систем, которые могут быть использованы в других отраслях народного хозяйства, где требуется производство газов под давлением. Сущность способа сжигания унитарного топлива в жидкой среде заключается в том, что топливо в виде цилиндрической шашки устанавливают преимущественно в вертикальном положении с закреплением шашки в нижней части и осуществляют зажигание, например, при помощи электровоспламенителя, который устанавливают на верхнем торце шашки и закрывают его термостойким стаканом в перевернутом положении с охватом верхней части шашки, причем термостойкий стакан выбирают с отрицательной плавучестью. Изобретение позволяет достичь более равномерную степень охлаждения продуктов сгорания, а подъемные устройства являются более устойчивыми. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям для подводных ракет. Ракетный двигатель на твердом топливе для подводных ракет содержит камеру, включающую цилиндрический корпус, заряд твердого топлива, воспламенитель, сопловой блок, патрубок, соединяющий сопловой блок с камерой, с нанесенным изнутри теплозащитным покрытием, переключатель режима работы двигателя, выполненный в виде отдельного блока, и электрокоммуникации, проходящие через двигатель. Корпус камеры разъемно скреплен с передним днищем и задним шпангоутом. Заряд твердого топлива выполнен в виде заряда торцевого горения, размещен в камере и бронирован по наружной поверхности. Корпус камеры выполнен двухслойным, состоящим из внешней цилиндрической обечайки и внутренней, снабженной кольцевыми ребрами, неразъемно соединенными с ней, в каждом из которых выполнены продольные прорези, ориентированные в одном сечении. В переднем днище и заднем шпангоуте проложены каналы, ориентированные в том же сечении, что и продольные прорези в ребрах, образуя сквозной продольный коммуникационный паз, внутри которого проложены электрокоммуникации. Сопловой блок выполнен цилиндрическим и оснащен двумя последовательно установленными вкладышами, имеющими разный диаметр критических сечений. Вкладыш с наименьшим диаметром критического сечения выполнен с возможностью его сброса и зафиксирован в корпусе соплового блока с помощью стопорного устройства, например шарикового замка. Патрубок, соединяющий сопловой блок с камерой, оснащен кожухом, установленным с зазором вокруг патрубка и разъемно герметично соединенным со шпангоутом камеры. Полость зазора на входе сообщена с окружающей средой при помощи ряда сквозных отверстий в шпангоуте, ориентированных под углом 60° к оси двигателя. Изобретение позволяет повысить эффективность противолодочных ракет, упростить их конструкцию, а также расширить область использования таких ракет, обеспечивая возможность их применения как с авиационных носителей, так и из транспортно-пусковых контейнеров надводных и подводных кораблей. 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

Двигательная установка безоткатного орудия содержит камеру сгорания, многошашечный канальный пороховой заряд, передние и задние сопла с заглушками, а также передние и задние щелевые диафрагмы. Шашки заряда выполнены из термопластичного порохового состава. Поперечный размер щелей передней диафрагмы выполнен большим, чем размер щелей задней диафрагмы. Прочность заглушек передних сопел выполнена меньшей, чем у задних. Опорные элементы передней диафрагмы выполнены с возможностью деформации в диаметральной плоскости. В зазоре между внутренней поверхностью камеры сгорания и зарядом установлена прокладка. Изобретение позволяет повысить энергетическую эффективность двигательной установки путем создания условий для выброса остатков порохового заряда преимущественно через передние сопла. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области стартовых реактивных двигателей, применяемых в безоткатных средствах ближнего боя, в которых происходит процесс преобразования химической энергии порохового заряда в тепловую энергию пороховых газов, а затем в кинетическую энергию истекающей газовой струи. Стартовый реактивный двигатель с радиально-вихревым диспергированием реакционной инертной массы состоит из переходного дна, корпуса, соплового насадка, узла форсирования с запалом и порохового заряда с воспламенителем. Переходное дно выполнено с центральным резьбовым отверстием для крепления порохового заряда, а сопловой насадок соединен с помощью резьбы с корпусом. Корпус имеет сужающуюся часть, выполненную в виде вихревого устройства, представляющего собой двухкамерный тангенциально-щелевой стакан с центральным отверстием. Сопловой насадок имеет удлиненную цилиндрическую часть, в которой размещена реакционная инертная масса, представляющая собой мелкодисперсный железный порошок. Изобретение позволяет увеличить полный импульс силы тяги и снизить импульсное избыточное давление при функционировании стартового реактивного двигателя в условиях многостороннего экранирования огневой позиции и при стрельбе из помещений ограниченного объема. 3 ил.

Изобретение относится к зарядам щеточного типа из баллиститного твердого ракетного топлива с воспламенителем. Воспламенитель содержит навеску дымного ружейного пороха в корпусе, размещенном в центральной полости межсоплового пространства заднего днища двигателя. Навеска воспламенителя содержит крупнозернистую фракцию дымного ружейного пороха, массовая доля которой в навеске определяется заданным соотношением. Изобретение повышает надежность работы заряда при отрицательной температуре окружающей среды. 2 табл.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении форсажных зарядов твердого топлива, к газогенераторам катапультных устройств ракет. Заряд содержит собственно навеску форсажного заряда, размещенную в многосекционном пакетном плоском корпусе из полимерной полиэтилентерефталатной пленки, ламинированной полиэтиленом, при этом корпус разделен на секции продольными швами, проваренными по полиэтилену, часть секций заполнена дымным порохом, а часть секций - тонкостенными трубками малого диаметра из баллиститного твердого ракетного топлива, удовлетворяющими соотношению: 1,5<d_H/d _K<2,0, где d_H - наружный диаметр трубки, d_K - внутренний диаметр канала. При этом масса дымного пороха составляет 0,8...1,2 от общей массы топливных трубок, а габаритная ширина снаряженного корпуса форсажного заряда составляет ·D, где D - внутренний диаметр корпуса газогенератора. Техническим результатом изобретения является создание конструкции форсажного заряда твердого топлива, обеспечивающего высокое газообразование, компактность и технологичность в изготовлении. 8 з.п.ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области уничтожения и утилизации ракетных двигателей твердого топлива путем сжигания зарядов твердого ракетного топлива. Способ дожигания продуктов неполного сгорания при утилизации ракетных двигателей на твердом топливе путем сжигания на стенде включает закрепление ракетного двигателя на твердом топливе сопловой частью внутрь смесительной камеры большого удлинения. Затем осуществляют воспламенение двигателя и подачу окислительного флюида в смесительную камеру во время горения твердого ракетного топлива для дожигания. Подачу окислительного флюида осуществляют равномерно по периметру смесительной камеры в зоне расположения сопловой части ракетного двигателя на твердом топливе. Перед воспламенением двигателя на твердом топливе проводят захолаживание магистралей подачи криогенного окислительного флюида. Окислительный флюид является смесью жидкого кислорода и жидкого азота. Подачу окислительного флюида производят из стационарной или транспортной емкости по трубопроводам с равными гидравлическими и термическими сопротивлениями на распылительные форсунки с мелкостью распыла 10-100 мкм, расположенные равномерно по периметру смесительной камеры. Изобретение позволяет снизить капитальные затраты на сооружение стендовой установки, сократить время монтажа и наладки объектов инфраструктуры, а также упростить и удешевить эксплуатацию стенда. 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Имитатор ракетного двигателя твердого топлива для начального участка работы содержит корпус типа «кокон» с передним и задним полюсными отверстиями, скрепленный с корпусом имитатор заряда с центральным каналом. В центральном канале установлен твердотопливный газогенератор с силовым корпусом, зарядом твердого топлива, воспламенителем заряда. Передняя «глухая» часть корпуса твердотопливного газогенератора размещена по скользящей посадке в переднем полюсном отверстии корпуса ракетного двигателя. Сопловый блок ракетного двигателя пристыкован к фланцу заднего полюсного отверстия. Имитатор заряда выполнен из инертного материала с регулируемой плотностью. Открытый торец корпуса твердотопливного газогенератора жестко и герметично скреплен с сопловым блоком ракетного двигателя через переходник, имеющий форму усеченного конуса, охватывающего снаружи входную часть сопла соплового блока. При этом обеспечивается равенство отношений практических значений единичных импульсов и расходов продуктов сгорания зарядов натурного ракетного двигателя твердого топлива и имитатора. Изобретение позволяет уменьшить время работы натурного ракетного двигателя твердого топлива, имитировать его массовые и габаритные характеристики. 1 ил.

Способ работы пульсирующего детонационного двигателя включает в каждом рабочем цикле: инициирование заряда взрывчатого вещества; расширение продуктов детонации и взаимодействие продуктов детонации с отражателем последующей кассеты, обеспечивающее создание единичного тягового импульса. После инициирования очередного заряда продукты детонации формируются в направленную струю и истекают в сторону отражателя последующей кассеты. До момента взаимодействия продуктов детонации с отражателем последующей кассеты происходит формирование падающей ударной волны и сброс отражателя инициированной кассеты, сопровождающийся увеличением площади поперечного сечения отражателя при сохранении его целостности. После момента взаимодействия реализуется фаза двойного отражения - ударная волна догоняет отброшенный отражатель, отражается от него и вторично воздействует на отражатель последующей кассеты. Пульсирующий детонационный двигатель включает скрепленные между собой соосно, последовательно срабатывающие кассеты. Каждая из кассет оснащена зарядом взрывчатого вещества, средством инициирования и отражателем. Отражатели выполнены в виде камер, обращенных днищем в сторону, противоположную направлению движения двигателя. Боковые поверхности отражателей имеют продольные ослабляющие конструкцию насечки, обеспечивающие после инициирования заряда разделение боковой поверхности на сегменты, скрепленные с днищем. Изобретения обеспечат более высокие значения удельной мощности и удельного импульса тяги реактивного двигателя. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 7 ил.